DE2121043C2 - Air blow-off device for a gas turbine engine - Google Patents

Air blow-off device for a gas turbine engine

Info

Publication number
DE2121043C2
DE2121043C2 DE2121043A DE2121043A DE2121043C2 DE 2121043 C2 DE2121043 C2 DE 2121043C2 DE 2121043 A DE2121043 A DE 2121043A DE 2121043 A DE2121043 A DE 2121043A DE 2121043 C2 DE2121043 C2 DE 2121043C2
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
air duct
wall
high pressure
air
pressure compressor
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired
Application number
DE2121043A
Other languages
German (de)
Other versions
DE2121043A1 (en
Inventor
Robert Ray Cincinnati Ohio Girard
Gerald Eugene Shipley
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of DE2121043A1 publication Critical patent/DE2121043A1/en
Application granted granted Critical
Publication of DE2121043C2 publication Critical patent/DE2121043C2/en
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/0215—Arrangements therefor, e.g. bleed or by-pass valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/023—Details or means for fluid extraction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Description

2! 21 0432! 21 043

rotor 38 auf, der zusammen mit dem Bläserrotor 28 den stromaufwärtigen Abschnitt des Luftleitkanals 14 bildetrotor 38, which together with the fan rotor 28 forms the upstream section of the air duct 14

Im Betrieb wird ein Teil des durch die großen Bläserschaufeln 30 verdichteten Strömungsmittels durch die Düse 24 hindurch ausgestoßen, um einen Vortriebsschub zu erzeugen. Ein Teil der Strömung tritt in den Einiaß 16 ein, um durch die Niederdruck- und Hochdrackverdichter-Kompressoreinrichtungen 34 und 12 weiter verdichtet zu werdea In üblicher Weise umfaßt das Gasturbinentriebwerk gemäß F i g. 1 einen nicht gezeigten Brenner, um das verdichtete Strömungsmittel von dem Verdichter 12 aufzunehmen und eine heiße Gasströmung zu erzeugen, und unabhängig voneinander umlaufende, in einer Reihe angeordnete Hochdruck- und Niederdruck-Turbinen (nicht gezeigt), um der heißen Gasströmung Arbeit zu entnehmen und die Rotoren 38 bzw. 28 anzutreiben. Da die Rotoren 28 und 38 unabhängig voneinander drehbar sind, kann während gewisser Betriebsbedingungen, wie sie z. B. während einer Drehzahlabnahme des Bläsertriebwerkes auftreten können, die Strömungsgeschwindigkeit oder der Strömungsmitteldurchsatz des »on dem Niederdruckverdichter 34 gelieferten Strömungsmittels die Strömungsgeschwindigkeit überschreiten, die für den Hochdruckverdichter erforderlich ist Wenn eine derartige aerodynamische Fehlanpassung auftritt kann der daraus resultierende Rückdruck auf den Niederdruckverdichter dessen Wirkungsgrad nachteilig beeinflussen und einen Strömungsabriß herbeiführenIn operation, some of the fluid compressed by the large fan blades 30 becomes ejected through nozzle 24 to produce propulsive thrust. Part of the flow occurs into the inlet 16 to be passed through the low pressure and high deck compressor compressor assemblies 34 and 12 to be further compressed. In a conventional manner, the gas turbine engine according to FIG. 1 one burner, not shown, to receive the compressed fluid from the compressor 12 and a to generate hot gas flow, and independently circulating, arranged in a row High pressure and low pressure turbines (not shown) to extract work from the hot gas flow and to drive the rotors 38 and 28, respectively. Since the rotors 28 and 38 are rotatable independently of one another, can during certain operating conditions, such as. B. during a decrease in speed of the fan engine can occur, the flow rate or the flow medium throughput of the »on the Low pressure compressor 34 supplied fluid exceed the flow rate, which for The high pressure compressor is required when such an aerodynamic mismatch can occur the resulting back pressure on the low-pressure compressor adversely affect its efficiency and cause a stall

Um für eine derartige Anpassung zu sorgen, ist ein Abblasventilmechanismus 40 vorgesehen, um überschüssiges Strömungsmittel in den Bläserkanal 22 abzublasen, damit dieses überschüssige Strömungsmittel durch die Schubdüse 24 hindurch austritt Wie in F i g. 1 allgemein gezeigt ist weist der Abblasventilmechanismus 40 mehrere im allgemeinen radial verlaufende, auf dem Umfang mit Abstand angeordnete Luftabblasleitungen 42, mehrere variabel öffnende Ventile 44 und eine Gleichlaufvorrichtung 46 für die Ventile 44 aii.To provide for such an adjustment, a relief valve mechanism 40 is provided to remove excess To blow off fluid into the fan duct 22, this excess fluid exits through the thrust nozzle 24 As in FIG. 1 generally shown comprises the relief valve mechanism 40 a plurality of generally radially extending circumferentially spaced apart Air blow-off lines 42, several variable opening valves 44 and a synchronizing device 46 for the Valves 44 aii.

Jede Abblasleitung 42 ist in der Weise dargestellt daß sie einen im allgemeinen rechtwinkligen Querschnitt besitzt und einen Einlaß 48, der mit dem Luftleitkanal 14 zwischen den Verdichtern 12 und 34 in Verbindung steht sowie einen Auslaß 50 aufweist, der mit dem Bläserkanai 22 in Verbindung stehtEach blow-off conduit 42 is shown as having a generally rectangular cross-section and has an inlet 48 which communicates with the air duct 14 between the compressors 12 and 34 and has an outlet 50 which is connected to the fan duct 22

jedes Ventil 44 enthält eine im allgemeinen rechtwinklige Ventilplatte 51, die an dem Kerntriebwerksgehäuse 10 angelenkt ist, wie es bei 52 dargestellt ist damit sie in und aus ehtcr Stellung heraus drehbar ist, in der seine zugeordnete Abblasleitung 42 geschlossen und variabel geöffnet ist.each valve 44 includes a generally rectangular valve plate 51 attached to the core engine casing 10 is hinged, as shown at 52 so that it can be rotated in and out of each position, in which its associated blow-off line 42 is closed and variably open.

Wie am besten aus Fig.2 hervorgeht ist jede Gelenkverbindung 52 vorzugsweise nahe dem stromaufwärtigen Rand ihres entsprechenden Ventils 44 und neben dem Einlaß 48 der Abblasleitung angeordnet. Dabei ist die Ventilplatte 51 vorzugsweise mit einer geeigneten Innenfläche 54 versehen, um eine im allgemeinen stromlinienförmige Fortsetzung der Außenwand 18 des Luftleitkanals 14 zu bilden, wenn sich das Ventil in seiner Schließstellung befindet. Durch eine derartige Anordnung und Ausbildung des Ventils werden Beeinträchtigungen bzw. Störungen des durch den Luftleitkanal 14 hindurchtretenden Strömungsmit-IeIs und damit verbundene Leistungsverluste stark vermindert.As best seen in Fig. 2, each Articulation 52 preferably near the upstream edge of its corresponding valve 44 and arranged next to the inlet 48 of the blow-off line. The valve plate 51 is preferably with a appropriate inner surface 54 provided to form a generally streamlined continuation of the To form the outer wall 18 of the air duct 14 when the valve is in its closed position. By a Such an arrangement and design of the valve are impairments or disturbances by the flow material passing through the air duct 14 and the associated power losses are high reduced.

In den Fig.2 und 3 i.« die Gleichlaufvorrichtung 46 für die Ventile mit einem Gleichlaufring 56, der stromaufwärts von den Ventilen 44 angeordnet ist und mehreren Winkelhebeln 58 dargestellt Die WinkelhebH 58 sind zwischen dem Gleichlaufring und den Ventilen 44 an dem Gehäuse 10 des Kerntriebwerkes drehbar angebracht damit sie sich um eine Achse drehen, die im allgemeinen radial zur Längsachse des Triebwerkes oder des Luftleitkanals 14 verläuft Jeder Winkelhebel 58 besitzt einen ersten Arm 62, der von seiner Drehachse stromaufwärts verläuft und nahe seinemIn FIGS. 2 and 3 i. «The synchronizing device 46 for the valves with a constant velocity ring 56 which is arranged upstream of the valves 44 and several angle levers 58 shown. The angle levers 58 are between the synchronizing ring and the valves 44 rotatably mounted on the housing 10 of the core engine so that they rotate about an axis which is in the Each angle lever extends generally radially to the longitudinal axis of the engine or of the air duct 14 58 has a first arm 62 which extends upstream of its axis of rotation and close to his

ίο entfernten Ende, wie z. B. bei 64, mit dem Gleichlaufring 56 schwenkbar verbunden ist Ferner weist jeder Winkelhebel einen zweiten Hebelarm 66 auf, der sich von seiner Drehachse itromabwärts erstreckt und über eine Stange 68 mit dem Ventil 44 schwenkbar verbunden ist so daß bei einer Drehung des Gleichlaufringes 56 und einer Umsetzung bzw. Verschiebung entlang der Längsachse des Triebwerkes jedes Ventil 44 um seine Gelenkverbindung 52 geschwenkt wird.ίο distant end, such as B. at 64, with the synchronizing ring 56 is pivotally connected. Furthermore, each angle lever has a second lever arm 66, which extends downwards from its axis of rotation and is pivotable with the valve 44 via a rod 68 is connected so that with a rotation of the synchronizing ring 56 and a conversion or displacement along the longitudinal axis of the engine, each valve 44 about its articulation 52 is pivoted.

In Fig.3 ist eine Vorrichtung ü-j Drehung des Gleichlaufringes dargestellt Diese Voirirhtung umfaßt wenigstens einen Antriebswinkelhebel 70 mit einem ersten Arm 72, der mit dem Gleichlaufring 56 schwenkbar verbunden ist und einen zweiten Arm 74, der übe- eine Stange 78 mit einer fluidischen oder mechanischen Betätigungsvorrichtung 76 schwenkbar verbunden istIn Figure 3 is a device ü-j rotation of the Synchronous ring shown This Voirhtung comprises at least one drive angle lever 70 with a first arm 72, which is pivotably connected to the constant velocity ring 56, and a second arm 74, the over a rod 78 with a fluidic or mechanical actuating device 76 pivotable connected is

Wie am besten aus Fig.2 hervorgeht weist der Gleichlaufring 56 einen im allgemeinen C-förmigen Querschnitt auf und bildet einen axial stromabwärts gerichteten Innenraum 79, um das entfernte Ende von jedem Hebelarm 62, 72 mit ausreichendem Radialspiel aufzunehmen, so daß dazwischen eine Radialbewegung möglich ist Jede Schwenkverbindung 64 enthält vorzugsweise ein von den Kurbelarmen 62, 72 getragenes Kugelgelenk 80, das an dem Gleichlaufring 56 durch einen radial angeordneten Lagerstift 82 befestigt ist Dieser ist so bemessen, daß er ein freies radiales Gleiten zwischen dem Kugelgelenk und dem Stift 82 erlaubt Auf diese Weise nehmen die Kugelgelenke 80 eine relative Drehbewegung zwischen dem Gleichlaufring 56 und den Armen 62,72 auf, die um die Längsachse jedes Armes herum auftritt während die relative Radialbewegung zwischen dem Gleichlaufring 56 und den Kurbelarmen 62, 72 durch das radiale Gleiten der Kugelgelenke 80 entlang den radialen Achsen der Lagerstifte 82 aufgenommen wirdAs best seen in Figure 2, the Uncirculation ring 56 has a generally C-shaped cross-section and defines one axially downstream directed interior space 79 to the distal end of each lever arm 62, 72 with sufficient radial play Each pivot connection 64 includes preferably a ball joint 80 carried by the crank arms 62, 72 and attached to the constant velocity ring 56 is fastened by a radially arranged bearing pin 82. This is dimensioned so that it has a free This allows radial sliding between the ball joint and the pin 82. In this way, the Ball joints 80 a relative rotational movement between the constant velocity ring 56 and the arms 62,72, which to around the longitudinal axis of each arm occurs during relative radial movement between the unison ring 56 and the crank arms 62, 72 by the radial sliding of the ball joints 80 along the radial Axes of the bearing pins 82 is added

Der Kurbelarm 66 von jedem Winkelhebel 58 ist mit einem Halterungsansatz 84 der von jeder Ventilplatte 51 radial nach außen ragt vorzugsweise über die Stange 68 und Kugelgelenke 88 und 90 verbunden. Dabei verlaufen die Hauptschwenkachse des Kugelgelenks 88 im allgemeinen radial zur Längsachse des Triebwerks und die Hauptschwenkachse des Kugelgelenks 90 im allgemeinen parallel ?.ur Gelenkverbindung 52.The crank arm 66 of each bell crank 58 is attached to a bracket 84 of each valve plate 51 protrudes radially outward, preferably connected via the rod 68 and ball joints 88 and 90. Included the main pivot axis of the ball joint 88 extend generally radially to the longitudinal axis of the engine and the major pivot axis of ball joint 90 is generally parallel to articulation 52.

Auf ähnliche Weise ist der Kurbelarm 74 von jedem Antriebswinkelhebel 70 über eine Stange 78 und Kugelgelenke 96 und 98 mit einer Kolbenstange 92 der Betätigungseinrich: jng 76 verbunden.Similarly, the crank arm 74 of each drive bell crank 70 is via a rod 78 and Ball joints 96 and 98 are connected to a piston rod 92 of the actuating device: jng 76.

Der Gleichlaufring 56 ist vorzugsweise mit einer zylindrischen Innenfläche 100 versehen, die gleitend und teleskopartig an einer zylindrischen Gleitbahn 102 angreift, die von dem Kerntriebwerksgehäuse 10 gebildet wird, um auf diese Weise für eine Halterung desThe unison ring 56 is preferably provided with an inner cylindrical surface 100 that is slidable and engages telescopically on a cylindrical slideway 102 which is supported by the core engine housing 10 is formed in order to be used in this way for a bracket of the

μ Gleichlaufringes zu sui'gen.μ synchronous ring to be sui'gen.

Um die Reibung zwischen dem Gleichlaufring und der zylindrischen Gleitbahn 102 auf ein Minimum herabzusetzen, können entweder die Gleitbahn, die zylindrischeIn order to reduce the friction between the constant velocity ring and the cylindrical slideway 102 to a minimum, can either be the slideway or the cylindrical

Innenfläche 102 oder beide mit einem reibungsmindernden Material, wie z. B. Polyamid, Tetrafluoräthylen oder ähnliches, überzogen sein.Inner surface 102 or both with a friction reducing material, such as. B. polyamide, tetrafluoroethylene or something like that, be overdone.

Wenn im Betrieb eine gegebene Strömungsmittelmenge von dem Luftleitkanal 14 abgeblasen werden soll, dreht die Betätigungseinrichtung 76 Ober die Stange 78 und die Kugelgelenke 96, 98 die Winkelhebel 70 entsprechend den in F i g. 3 dargestellten Relationen im Gegenuhrzeigersinn, um den Gleichlaufring 56 zu drehen und diesen entlang der zylindrischen Gleitbahn 102 zu verschieben. Auf eine derartige Bewegung des Gleichlaufringes 56 hin dreht sich im Gleichlauf damit jeder Winkelhebel 58 im Gegenuhrzeigersinn (gemäß F i g. 3) um seine radiale Achse und bewirkt damit über die Winkelhebelarme 66, die Stange 68 und die Kugelgelenke 88 und 90 eine gleichzeitige Drehung jedes Ventils 44 um seine Schwenkverbindung 52. Dadurch kann jedes Ventil 44 variabel geöffnet oder inWhen a given amount of fluid is blown off from the air duct 14 during operation is, the actuating device 76 rotates the rod 78 and the ball joints 96, 98 the angle lever 70 according to the in F i g. 3 counterclockwise relations to the synchronizing ring 56 to rotate and move it along the cylindrical slide 102. Such a movement of the Uncirculation ring 56 rotates in unison so that each angle lever 58 rotates counterclockwise (according to F i g. 3) around its radial axis and thus causes the angle lever arms 66, the rod 68 and the Ball joints 88 and 90 cause each valve 44 to rotate simultaneously about its pivot connection 52. As a result, each valve 44 can be variably opened or in

' /\tt Λ C 1·!* Π a Il _L. t J' / \ tt Λ C 1 ·! * Π a Il _L. t J

.JDfIt, \yiMIUK5j- VUVI VJVIIIIVLfStVMUIIg LTCWcgl VVCIUCII..JDfIt, \ yiMIUK5j- VUVI VJVIIIIVLfStVMUIIg LTCWcgl VVCIUCII.

Da der Druck stromabwärts von dem Niederdruckverdichter 34 größer ist als der Druck im Bläserkanal 22 wird stromabwärts von den langen Schaufeln 30, wenn sich die Ventile 44 nicht in ihren SchließstellungenBecause the pressure downstream of the low pressure compressor 34 is greater than the pressure in the fan duct 22 becomes downstream of the long vanes 30 when the valves 44 are not in their closed positions

■> finden, eine Abblasströmung vom Kanal 14 zum Kanal 22 ausgebildet, wobei die Geschwindigkeit der Abblasströmung proportional zur Druckdifferenz zwischen den Kanälen 14 und 22 und der Größe der Ventilöffnung ist. Demzufolge kann durch Veränderung der Dreh-■> find a blow-off flow from duct 14 to duct 22, the speed of the blow-off flow being proportional to the pressure difference between the channels 14 and 22 and the size of the valve opening. As a result, by changing the rotational

oder Öffnungsstellung des Ventils 44 die Abblasströmung abgestimmt werden, um die an den Hochdruckverdichter 12 gelieferte Luftströmung bei den verschiedenen Triebwerksbetriebsbedingungen an die Erfordernisse des Hochdruck Verdichters 12 anzupassen.or opening position of valve 44, the blow-off flow can be adjusted to the high pressure compressor 12 delivered air flow at the various engine operating conditions to the requirements of the high pressure compressor 12 to adapt.

π Indem der Einlaß 48 der Abblasleitungen in einem gewissen Abstand sowohl zum Niederdruck als auch zum Hochdruckverdichter angeordnet wird, wird der Belastungseffekt auf diese Verdichter infolge einer Gfenisciiiciiiabirciiiiuiig siark herabgesetzt.π By the inlet 48 of the blow-off lines in one a certain distance is arranged both to the low pressure and to the high pressure compressor, the Loading effect on these compressors as a result of a Gfenisciiiciiiabirciiiiuiig siark reduced.

Hierzu 3 Blatt ZeichnungenFor this purpose 3 sheets of drawings

Claims (6)

Patentansprüche;Claims; 1. Luftabblasejnrichtung für ein Gasturbinentriebwerk mit einem Niederdruekverdichter und einem mit diesem über einen im Querschnitt ringförmigen Luftleitkanal verbundenen und mit ihm fluchtenden Hochdruckverdichter, wobei an den Luftleitkanal eine mit einem Ventil versehene, nach außen führende Luftabblasleitung angeschlossen ist, dadurch gekennzeichnet, daß an der Außenwand (18) des Luftleitkanals (14) mehrere Luftabblasleitungen (42) vorgesehen sind, daß jede Luftabblasleiturig (42) an ihrem Eingang ein variabel öffnendes Ventil (44) mit einer an der Außenwand (18) angelenkten Ventilplatte (51), die bei geschlossenem Ventil (44) mit der Außenwand (18) eine gleichmäßige Oberfläche bildet, aufweist, und daß alle Ventile (44) über eine gemeinsame Gleichlaufvorrichtung (46) verstellbar sind.1. Air purge device for a gas turbine engine with a low-pressure compressor and a connected to this via an air duct with an annular cross section and aligned with it High-pressure compressor, with a valve provided on the air duct to the outside leading Luftabblasleitung is connected, characterized in that on the outer wall (18) of the air duct (14) several Luftabblaslinien (42) are provided that each Luftabblasleiturig (42) at its inlet a variably opening valve (44) with one on the outer wall (18) hinged valve plate (51), which when the valve (44) is closed with the outer wall (18) forms a uniform surface, and that all valves (44) via a common synchronizing device (46) are adjustable. 2. Luftsbblaseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Gleichlaufvorrichtung (46) einen Gleichlaufring (56), der die Außenwand (18) umgibt, einen Winkelhebel (58) für jede Ventilplatte (51), der an seinem Scheitel an der Außenwand (18) für eine Drehung um eine im allgemeinen radial zum Luftkanal (14) verlaufende Achse gelagert ist, und einen ersten Arm (62), der (bei 64) mit dem Gleichlaufring (56) schwenkbar verbunden ist, und einen zweiten Arm (66), der an der Ventilplatte (44) schwenkbar angelenkt ist, aufweist, und eine Vorrichtung (70, 76) zur Drehung des Gleichlaufringes (56) umfaßt.2. Luftsbblaseinrichtung according to claim 1, characterized characterized in that the synchronizing device (46) has a synchronizing ring (56) which the Outer wall (18) surrounds an angle lever (58) for each valve plate (51), which at its apex on the Outer wall (18) for rotation about a generally radial to the air duct (14) Axis is mounted, and a first arm (62), the (at 64) is pivotally connected to the unison ring (56), and a second arm (66) which is attached to the valve plate (44) is pivotably articulated, and a device (70, 76) for rotation of the unison ring (56). 3. Luftabblaseinrior/tung u.ich Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, OaR die Vorrichtung (70, 76) zur Drehung des Gleichlaufrir ges (56) wenigstens einen Antriebswinkelhebel (70) aufweist, der an seinem Scheitel an der Außenwand (18) für eine Drehung um eine im allgemeinen radial zum Luftleitkanal (14) verlaufende Achse gelagert ist und dessen erster Arm (72) mit dem Gleichlaufring (56) und dessen zweiter Arm (74) mit einem Stellmotor (76) schwenkbar verbunden ist3. Luftabblaseinrior / tung u.ich claim 2, characterized in that the oar, the device (70, 76) ges for rotating the Gleichlaufrir (56) has at least one driving angle lever (70) having a at its apex to the outer wall (18) for Rotation about an axis running generally radially to the air duct (14) and whose first arm (72) is pivotably connected to the synchronizing ring (56) and whose second arm (74) is pivotably connected to a servomotor (76) 4. Luftabblaseinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß eine von der Außenwand (18) getragene Gleitbahn (102) zur Lagerung des Gleichlaufringes (56) vorgesehen ist, der mit einer zylindrischen Innenfläche (100) versehen ist, die sich gegenüber der Gleitbahn (102) in axialer Richtung und Umfangsrichtung bewegt.4. Luftabblaseinrichtung according to claim 2, characterized in that one of the outer wall (18) carried slideway (102) is provided for mounting the synchronizing ring (56), which is connected to a cylindrical inner surface (100) is provided, which is opposite to the slide (102) in the axial direction and moved circumferentially. 5. Luftabblaseinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß jede Ventilplatte (51) einen Betätigungsarm (44) aufweist, der von der Vcntilplatte (51) radial nach außen ragt und mit einer Stange (68) verbunden ist, deren anderes Ende mit dem Winkelhebel (58) in Verbindung steht.5. Luftabblaseinrichtung according to claim 2, characterized in that each valve plate (51) has an actuating arm (44) which projects radially outward from the valve plate (51) and with a Rod (68) is connected, the other end of which is connected to the angle lever (58). 6. Luftabblaseinrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Gleichlaufring (56) einen im allgemeinen C-förmigen, stromabwärts offenen Querschnitt aufweist, dessen Innenraum (79) für die Anlenkung der äußeren Enden der ersten Arme (62,72) mit ausreichendem Spiel bemessen ist, so daß dazwischen eine relative Radialbewegung möglich ist, wobei jede Anlenkung für die ersten Arme (62, 72) ein Kugelgelenk (80) aufweist, das innerhalb des C-förmigen Querschnitts in radialer Richtung zum Gleichlaufring (56) verschiebbar ist.6. Luftabblaseinrichtung according to claim 3, characterized in that the synchronizing ring (56) has a generally C-shaped, downstream open cross section, the interior (79) of which is dimensioned with sufficient play for the articulation of the outer ends of the first arms (62, 72), so that a relative radial movement between them is possible, each articulation for the first Arms (62, 72) has a ball joint (80) within the C-shaped cross section in radial Direction to the synchronizing ring (56) is displaceable. Die Erfindung bezieht sich auf eine Luftabblaseinrichtung für ein Gasturbinentriebwerk gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs I,The invention relates to an air blower for a gas turbine engine according to the preamble of claim I, Eine derartige Luftabblaseinrichtung ist aus der US-PS 30 91 080 bekannt Dort wird ein Verdichterströmungsabriß dadurch verhindert, daß an einer Stelle zwischen den Nieder- und Hochdruckverdichtern eine einzelne Luftabblasleitung angeschlossen istSuch an air blow-off device is known from US Pat. No. 3,091,080. There, a compressor flow stall is known thereby prevents that at a point between the low and high pressure compressors a single air discharge line is connected In Gasturbinentriebwerken ändert sich der Strömungsmitteldurchsatz ständig mit den Betriebsbedingungen. Es ist deshalb wünschenswert, daß die Druckverhältnisse zwischen dem Nieder- und Hochdruckverdichter entsprechend diesen Betriebsbedingungen angepaßt werden können, damit die Verdichter mit optimalen Wirkungsgraden arbeiten.In gas turbine engines, the fluid flow rate changes constantly with the operating conditions. It is therefore desirable that the Pressure ratios between the low and high pressure compressor according to these operating conditions can be adjusted so that the compressors operate with optimum efficiencies. Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Luftabblaseinrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, die eine kontinuierliche aerodynamische Anpassung der in einem Luftleitkanal angeordneten Nieder- und Hochdruckverdichter ermöglichtIt is the object of the invention to provide an air blower of the type mentioned, which has a continuous aerodynamic adaptation of the low and high pressure compressors arranged in an air duct enables Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die im Patentanspruch 1 gekennzeichneten Merkmale gelöstThis object is achieved according to the invention by the features characterized in claim 1 Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind inAdvantageous embodiments of the invention are shown in den Unteransprüchen gekennzeichnetcharacterized the subclaims Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehenThe advantages that can be achieved with the invention exist insbesondere darin, daß die variabel öffnenden Ventile in den Luftabblasleitungen eine Anpassung an die jeweiligen Betriebsbedingungen gestatten, wodurch nicht nur Schäden an den Verdichtern vermieden, sondern auch deren Wirkungsgrade optimiert werden können. Dabei läßt sich die Luftabblaseinrichtung gemäß der Erfindung aus kleinen und leichtenin particular that the variably opening valves in the air blow-off lines are adapted to the allow the respective operating conditions, which not only prevents damage to the compressors, but also their efficiencies can be optimized. The Luftabblaseinrichtung according to the invention from small and light Maschinenteilen aufbauen, so daß insbesondere beiBuild machine parts, so that in particular with Flugzeugen keine wesentlichen Größen- und Gewichts-Aircraft do not have any significant size and weight probleme auftreten.problems occur. Die Erfindung wird nun anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutertThe invention will now be explained in more detail with reference to the description and drawing of exemplary embodiments F i g. 1 ist ein Teilschnitt einer Hälfte eines Turbinentriebwerkes mit einer Luftabblas^inrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;F i g. 1 is a partial section of one half of a turbine engine with a Luftabblas ^ device according to an embodiment of the invention; Fig.2 ist eine vergrößerte Que?schnittsdarstellung der in F i g. 1 gezeigten Luftabblaseinrichtung;2 is an enlarged cross-sectional view the in F i g. 1 shown air blower; F i g. 3 ist eine Draufsicht auf den in F i g. 2 gezeigten Teil der Luftabblaseinrichtung.F i g. 3 is a top plan view of the FIG. 2 shown part of the air blow-off device. F i g. 1 zeigt das Vorderteil eines Gasturbinentriebwerkes mit einem Gehäuse 10, das den Hochdruckverdichter 12 trägt und umschließt und wenigstens einen Teil eines kreisförmigen Luftleitkanals 14 bildet Der Kanal 14 weist eineri Einlaß 16 an seinem stromaufwärtigen Ende auf und wird zum Teil von einer im allgemeinen stromlinienförmigen Außenwand 18 begrenzt Ober das stromaufwärtige Gehäuseende ist ein ringförmiges Bläsergehäuse 20 geschoben und gegenüber diesem nach außen mit radialem Absland angeordnet, um dazwischen einen ringförmigen Bläserkanal 22 zu bilden, an dessen stromabwärtigem Ende eine Schubdüse 24 angeordnet ist. Eine Innenwelle 26 verläuft im allgemeinen koaxial innerhalb des Hochdruckverdichters 12 und trägt an ihrem stromaufwärtigen Ende einen Bläserrotor 28. Der Bläserrotor 28 weist eine Stufe langer Bläsersehaufeln 30 und zahlreiche stromabwärts mit axialem Abstand angeordnete Stufen kleinerer Schaufeln 32 auf. Die langen Bläsersehaufeln 30 erstrecken sich über den Bläserkanal 22, während sich die kleineren Schaufeln 32 über den Luftleitkanal 14 erstrecken und einen Niederdruckverdichter 34 bilden, zu dem auch Führungsschaufeln 36 gehören.F i g. 1 shows the front part of a gas turbine engine with a housing 10 which houses the high pressure compressor 12 carries and encloses and at least part of a circular air duct 14 forms the Channel 14 has an inlet 16 at its upstream end and is in part joined by an generally streamlined outer wall 18 bounded above the housing upstream end is a annular fan housing 20 pushed and opposite this to the outside with radial Absland arranged to define an annular fan duct 22 therebetween at the downstream end thereof a nozzle 24 is arranged. An inner shaft 26 extends generally coaxially within the high pressure compressor 12 and carries a fan rotor 28 at its upstream end a long fan blade stage 30; and numerous axially spaced stages downstream smaller blades 32. The long fan blades 30 extend across the fan duct 22 while the smaller blades 32 extend over the air duct 14 and form a low-pressure compressor 34, which also includes guide blades 36. Der Hochdruckverdichter 12 weist einen Hochdruck-The high pressure compressor 12 has a high pressure
DE2121043A 1970-05-04 1971-04-29 Air blow-off device for a gas turbine engine Expired DE2121043C2 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US3407170A 1970-05-04 1970-05-04

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE2121043A1 DE2121043A1 (en) 1972-01-13
DE2121043C2 true DE2121043C2 (en) 1981-10-08

Family

ID=21874121

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2121043A Expired DE2121043C2 (en) 1970-05-04 1971-04-29 Air blow-off device for a gas turbine engine

Country Status (7)

Country Link
US (1) US3638428A (en)
JP (1) JPS5429644B1 (en)
BE (1) BE766616A (en)
CA (1) CA940312A (en)
DE (1) DE2121043C2 (en)
FR (1) FR2088303B1 (en)
GB (1) GB1345892A (en)

Families Citing this family (78)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3752597A (en) * 1971-12-16 1973-08-14 Gen Electric Flow path deflector for axial flow reversing gas turbine
FR2260697B1 (en) * 1974-02-11 1976-06-25 Snecma
US4068471A (en) * 1975-06-16 1978-01-17 General Electric Company Variable cycle engine with split fan section
US4012165A (en) * 1975-12-08 1977-03-15 United Technologies Corporation Fan structure
US4055946A (en) * 1976-03-29 1977-11-01 United Technologies Corporation Twin-spool gas turbine power plant with means to spill compressor interstage airflow
US4102595A (en) * 1976-10-19 1978-07-25 General Electric Company Bleed valve control system
DE2740904A1 (en) * 1977-09-10 1979-03-22 Motoren Turbinen Union DEVICE FOR OPERATING SHUT-OFF ELEMENTS IN GAS TURBINE ENGINES, IN PARTICULAR GAS TURBINE JET
US4302682A (en) * 1978-06-22 1981-11-24 Westinghouse Electric Corp. Ocean thermal energy conversion system
US4288983A (en) * 1978-10-19 1981-09-15 United Technologies Corporation Turbofan engine having core supercharging stage
IL59497A (en) * 1979-04-23 1984-08-31 Gen Electric Valve actuation system for use on a gas turbine engine
GB2088272B (en) * 1980-12-02 1984-03-28 Chloride Silent Power Ltd Moulding fibre matrices
US4791783A (en) * 1981-11-27 1988-12-20 General Electric Company Convertible aircraft engine
US4463552A (en) * 1981-12-14 1984-08-07 United Technologies Corporation Combined surge bleed and dust removal system for a fan-jet engine
US4569199A (en) * 1982-09-29 1986-02-11 The Boeing Company Turboprop engine and method of operating the same
FR2569783B1 (en) * 1984-09-06 1986-09-12 Snecma RING STRUCTURE AND COMPRESSOR DISCHARGE DEVICE COMPRISING THE RING
FR2569785B1 (en) * 1984-09-06 1986-09-12 Snecma HAVE
US4715779A (en) * 1984-12-13 1987-12-29 United Technologies Corporation Bleed valve for axial flow compressor
US4662817A (en) * 1985-08-20 1987-05-05 The Garrett Corporation Apparatus and methods for preventing compressor surge
US4698964A (en) * 1985-09-06 1987-10-13 The Boeing Company Automatic deflector for a jet engine bleed air exhaust system
US4860537A (en) * 1986-08-29 1989-08-29 Brandt, Inc. High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine
GB8630754D0 (en) * 1986-12-23 1987-02-04 Rolls Royce Plc Turbofan gas turbine engine
US4827713A (en) * 1987-06-29 1989-05-09 United Technologies Corporation Stator valve assembly for a rotary machine
FR2640685B1 (en) * 1988-12-15 1991-02-08 Snecma TURBOREACTOR COMPRESSOR DISCHARGE VALVE
FR2649445B1 (en) * 1989-07-05 1991-10-04 Snecma DISCHARGE DEVICE FOR A DOUBLE-FLOW GAS TURBINE ENGINE
US5113649A (en) * 1990-05-11 1992-05-19 General Electric Company Passive bypass valve assembly
US5048286A (en) * 1990-06-29 1991-09-17 General Electric Company Bypass valve door
FR2664018B1 (en) * 1990-06-29 1993-08-13 Gen Electric BYPASS VALVE SYSTEM.
US5134843A (en) * 1990-10-10 1992-08-04 General Electric Company Telemetry carrier ring and support
US5236393A (en) * 1991-08-28 1993-08-17 Metal Industries, Inc. Bypass damper in series-type ventilation fan
GB2259328B (en) * 1991-09-03 1995-07-19 Gen Electric Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
US5380151A (en) * 1993-10-13 1995-01-10 Pratt & Whitney Canada, Inc. Axially opening cylindrical bleed valve
US5477673A (en) * 1994-08-10 1995-12-26 Pratt & Whitney Canada Inc. Handling bleed valve
US6048171A (en) 1997-09-09 2000-04-11 United Technologies Corporation Bleed valve system
DE19907907A1 (en) * 1999-02-24 2000-08-31 Abb Alstom Power Ch Ag Multi-stage turbo compressor
DE19959596A1 (en) * 1999-12-10 2001-06-13 Rolls Royce Deutschland Blow-off valve of a compressor, in particular for a twin-jet aircraft engine
DE10042933A1 (en) * 2000-08-31 2002-03-14 Rolls Royce Deutschland Device for cooling the housing of an aircraft gas turbine
US6742324B2 (en) * 2002-09-13 2004-06-01 General Electric Company Methods and apparatus for supporting variable bypass valve systems
US6802691B2 (en) * 2002-11-19 2004-10-12 United Technologies Corporation Maintainable compressor stability bleed system
RU2396436C2 (en) * 2004-10-07 2010-08-10 Вольво Аэро Корпорейшн Gas turbine engine and its intermediate assembly
US7434405B2 (en) * 2005-05-31 2008-10-14 United Technologies Corporation Bleed diffuser for gas turbine engine
WO2007116319A2 (en) * 2006-01-20 2007-10-18 Rolls-Royce Power Engineering Plc Bleed off valve system
EP2019914A4 (en) * 2006-05-04 2013-08-14 Volvo Aero Corp A device for pivoting at least one pivotable element in a gas turbine engine
DE102006040757A1 (en) * 2006-08-31 2008-04-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluid recirculation in the separator of fluid flow machines with bypass configuration
US8480350B2 (en) 2006-10-12 2013-07-09 United Technologies Corporation Turbofan engine with variable bypass nozzle exit area and method of operation
FR2912466A1 (en) 2007-02-12 2008-08-15 Snecma Sa DISCHARGE DEVICE FOR A TURBOJET AND TURBOJET COMPRISING THE SAME
US7870741B2 (en) * 2007-05-25 2011-01-18 General Electric Company Turbine engine valve assembly and method of assembling the same
FR2920134B1 (en) * 2007-08-20 2010-02-26 Aircelle Sa NACELLE EQUIPPED WITH AT LEAST ONE OVERPRESSURE TRAPPER
US8371806B2 (en) * 2007-10-03 2013-02-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine having core auxiliary duct passage
FR2936559B1 (en) * 2008-09-30 2013-11-22 Snecma SYSTEM FOR CONTROLLING EQUIPMENT WITH VARIABLE GEOMETRY OF A TURBOMACHINE CONSISTING OF DIFFERENT BODIES.
FR2960611B1 (en) * 2010-05-27 2013-04-12 Snecma ANGULATED ROD AND DOUBLE FLOW TURBOMACHINE COMPRISING SUCH AN ANGULATED ROD
US20120070271A1 (en) 2010-09-21 2012-03-22 Urban Justin R Gas turbine engine with bleed duct for minimum reduction of bleed flow and minimum rejection of hail during hail ingestion events
US8935926B2 (en) 2010-10-28 2015-01-20 United Technologies Corporation Centrifugal compressor with bleed flow splitter for a gas turbine engine
US8602717B2 (en) 2010-10-28 2013-12-10 United Technologies Corporation Compression system for turbomachine heat exchanger
US8777793B2 (en) 2011-04-27 2014-07-15 United Technologies Corporation Fan drive planetary gear system integrated carrier and torque frame
FR2976022B1 (en) * 2011-05-31 2015-05-22 Snecma TURBOMACHINE WITH DISCHARGE VALVES LOCATED AT THE INTERMEDIATE COVER
US8919784B2 (en) * 2011-06-29 2014-12-30 United Technologies Corporation Fan duct blocker actuation tab seal
US8863491B2 (en) * 2012-01-31 2014-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US8402741B1 (en) 2012-01-31 2013-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US10400629B2 (en) 2012-01-31 2019-09-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US9038366B2 (en) 2012-01-31 2015-05-26 United Technologies Corporation LPC flowpath shape with gas turbine engine shaft bearing configuration
US9091209B2 (en) 2012-06-20 2015-07-28 United Technologies Corporation Four bar bracket
US9062603B2 (en) 2012-06-20 2015-06-23 United Technologies Corporation Four bar drive mechanism for bleed system
US9518513B2 (en) * 2012-10-12 2016-12-13 General Electric Company Gas turbine engine two degree of freedom variable bleed valve for ice extraction
US9982598B2 (en) 2012-10-22 2018-05-29 General Electric Company Gas turbine engine variable bleed valve for ice extraction
US9677501B2 (en) * 2013-03-13 2017-06-13 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Three stream, variable area fixed aperture nozzle with pneumatic actuation
US9623354B2 (en) 2013-11-21 2017-04-18 General Electric Company System for extracting matter through variable bleed valves in turbines
US10287992B2 (en) 2015-08-26 2019-05-14 General Electric Company Gas turbine engine hybrid variable bleed valve
US11391298B2 (en) 2015-10-07 2022-07-19 General Electric Company Engine having variable pitch outlet guide vanes
US10208676B2 (en) 2016-03-29 2019-02-19 General Electric Company Gas turbine engine dual sealing cylindrical variable bleed valve
US10233845B2 (en) * 2016-10-07 2019-03-19 General Electric Company Bleed valve assembly for a gas turbine engine
US10830179B2 (en) * 2017-03-01 2020-11-10 General Electric Company Variable bleed valve door assembly and system for gas turbine engines
US10830438B2 (en) * 2017-10-12 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Modulated combustor bypass
US10794272B2 (en) * 2018-02-19 2020-10-06 General Electric Company Axial and centrifugal compressor
FR3083577B1 (en) * 2018-07-06 2021-05-07 Safran Aircraft Engines TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT CONTAINING A PLURALITY OF VARIABLE DISCHARGE VALVES AND CONTROL PROCEDURE
FR3095005B1 (en) * 2019-04-09 2021-03-19 Safran Aircraft Engines TURBOMACHINE FOR AN AIRCRAFT
FR3096083B1 (en) * 2019-05-16 2021-04-16 Safran Aircraft Engines Method and device for estimating and using a dead zone of a turbomachine valve
US20230228219A1 (en) * 2022-01-18 2023-07-20 General Electric Company Bleed valve assemblies

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1192929A (en) * 1957-04-04 1959-10-29 Improvements to rotary fluid compression machines and their applications
US3030006A (en) * 1958-05-27 1962-04-17 United Aircraft Corp Circumferential bleed valve
US3057541A (en) * 1958-06-03 1962-10-09 United Aircraft Corp Circumferential bleed valve
FR1232667A (en) * 1958-08-05 1960-10-11 Rolls Royce Annular valve
GB864519A (en) * 1958-08-05 1961-04-06 Rolls Royce Improved annular fluid control valve device
US3094270A (en) * 1958-08-05 1963-06-18 Rolls Royce Annular valve device
US3091080A (en) * 1958-10-27 1963-05-28 United Aircraft Corp Control system for afterburning gas turbine engine
US3240016A (en) * 1960-03-16 1966-03-15 Nathan C Price Turbo-jet powerplant
US3344606A (en) * 1961-09-27 1967-10-03 United Aircraft Corp Recover bleed air turbojet

Also Published As

Publication number Publication date
US3638428A (en) 1972-02-01
BE766616A (en) 1971-10-01
FR2088303A1 (en) 1972-01-07
CA940312A (en) 1974-01-22
JPS5429644B1 (en) 1979-09-25
GB1345892A (en) 1974-02-06
DE2121043A1 (en) 1972-01-13
FR2088303B1 (en) 1975-02-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE2121043C2 (en) Air blow-off device for a gas turbine engine
DE2731721C2 (en)
DE2840336C2 (en) Seal for an adjustable turbine blade
DE3012027C2 (en)
DE2638883C2 (en) Thrust nozzle
DE4039810C1 (en)
DE2247400C2 (en) Device for blowing off compressed air from a compressor of a gas turbine jet engine
DE2325754A1 (en) GAS TURBINE ENGINE
DE1476907C3 (en) Gas turbine engine with two coaxially arranged rotating rotors
DE1285328B (en) Jet engine with jet deflection
DE4022687A1 (en) SHOVEL TIP SPLIT CONTROL WITH AN ANGLE LEVER MECHANISM
DE2624282A1 (en) SHIFT CYCLE WITH A VARIABLE MIXING DEVICE
DE3507035A1 (en) GAS TURBINE ENGINE
DE3008691A1 (en) ADJUSTING NOZZLE FOR GAS TURBINE ENGINES
DE4100404C2 (en)
CH320649A (en) Jet aircraft
DE1626028C3 (en) By-pass gas turbine engine
DE102016118783A1 (en) Turbofan engine for a civil supersonic aircraft
DE2314140A1 (en) PROPELLER TURBINE AIRJET ENGINE
DE3015119A1 (en) OPERATING SYSTEM FOR A GAS TURBINE ENGINE
DE1940062A1 (en) Fan duct, especially for a gas turbine fan jet engine
DE4105666A1 (en) BYPASS VALVE VALVE
DE2834860A1 (en) ADJUSTABLE FLOW DIVIDER FOR FLOW MACHINES, ESPECIALLY GAS TURBINE JET ENGINES
DE60013678T2 (en) Gimbal mounted pivoting exhaust nozzle
DE3314370C2 (en) Adjustable nozzle for gas turbine engines equipped with a thrust reverser

Legal Events

Date Code Title Description
OD Request for examination
8120 Willingness to grant licences paragraph 23
D2 Grant after examination